先进空间运输系统气动设计综述

20世纪60年代初，人类开始了天地往返的太空之旅，航天员利用多级火箭动力助推入轨，利用无翼的钝头体返回舱或者有翼升力体构型的航天飞机重返大气层，其发展沿革先后经历了返回式卫星、载人飞船/货运飞船、采用升力体构型的可重复使用飞行器的发展历程。冷战后，以航天飞机退役为代表事件，先进天地往返系统的研究经历了一段时间的沉寂[1-4]。

作为目前唯一在役的载人天地往返运输系统，火箭垂直发射垂直伞降返回的钝头体飞船被视为最可靠的天地往返系统；垂直发射水平滑翔返回的航天飞机则因为可重复使用防热结构的脆弱性和使用维护成本的居高不下被暂时搁置；但是基于对低成本和舒适性的追求，对可重复使用升力体式天地往返运输系统的探索一直没有停止。

在未来发展的众多可重复使用升力体式天地往返飞行器方案中，目前技术上具备可行性或看得到技术前景的，主要包括以下几种飞行器：垂直发射水平返回轨道飞行器(VTHL)、水平起飞水平着陆(HTHL)天地往返系统、可重复使用垂直发射垂直返回(VTVL)天地往返系统(包括变种亚轨道飞行器)[5-8]。

1 背景与需求

实施便捷高效低成本的入轨飞行及再入返回或以高超声速进行长距离旅行或者进行物资投送，是未来空天技术发展的重要方向，同时也可能是未来颠覆人类出行方式的一个科技热点，图1展示了未来航天港想象图[9]。

除了往返地面和近地轨道的任务外，天地往返飞行器另外一个技术分支是升力体形态的亚轨

图1 垂直发射航天港[9]
Fig.1 Vertical launch spaceport[9]

道飞行器，其商业远景以研发客、货运亚轨道飞行器，实现全球高超声速旅行为目标，实现数小时内上万公里的跨洋客运飞行，实现商业旅行及紧急货物运输的时间革命。如果能实现马赫数5以上高速客机的商业飞行，那会给航空运输业带来革命性的变革。

对于未来先进的天地往返航天器，为追求滑翔距离和机动性，一般为升力体外形，可充分利用气动力进行减速和调整落点。采用水平降落方式，过载小，对乘客身体负担小，乘客的适应范围大，也不需长时间的适应性训练。飞行器为多次可重复使用，生产完成投入使用后只需每次飞行后进行维护即可进行下一次飞行，每次飞行的成本主要是维护和燃料等成本。运转周期短、综合成本低廉；可以在具备条件的各个机场起降，使用安排的灵活度非常高。

考虑能够从出发地起飞、可快速进入轨道或亚轨道、安全返回地面的水平起降飞行器是先进空间运输系统的理想方式。目前，人们对可重复使用天地往返运输飞行器主要期望技术指标如下：

1) 可将数十人或以吨计的有效载荷送入近地轨道。

2) 可在普通机场跑道降落或者垂直缓冲定点着陆。

3) 从国内机场起飞可进入任意倾角亚轨道航迹。

4) 任务响应时间小于1天，每天可出勤1次以上。

5) 重复使用数10次以上。

6) 飞行费用不高于1 000万美元/次。

2 发展历程及趋势

2.1 发展历程

从冷战时期开始，美国、俄罗斯等空天强国在空天飞行方面进行了对各种起飞-飞行-再入返回-着陆方式不同组合的不懈探索，如图2所示[9]，其中横坐标为时间，经过历史发展和技术淘汰与迭代，胜出的是以火箭动力为基础研发出的垂直发射垂直返回的载人飞船和垂直发射水平返回的航天飞机，同时在亚轨道飞行、单级入轨、二级入轨等方面也研制出多种验证飞行器，对各种空天飞行方式进行了各种尝试，图3～图5展示了德国在二级入轨飞行器方面的探索[10-11]。然而，最理想的方式莫过于空天飞行器像飞机一样在普通机场跑道起飞加速后进入轨道或进行洲际飞行，但经过近40年的研究，吸气式组合动力仍然无法满足飞行器总体设计需求。尽管近年来，随着超然冲压动力技术在巡航弹领域的突破，组合动力水平起降飞行器又成为研究热点，但依然无法在短时间内克服“推力衔接鸿沟”等技术难点，一些前沿的科研企业和机构又重新把目光转回相对比较成熟的液体火箭动力，研究以可重复使用火箭动力构建高速飞行器[10-16]。

图2 人类对于空天飞行的探索历程[9]
Fig.2 Human exploration of space flights[9]

图3 水平起降方式的探索[10]
Fig.3 Exploration of horizontal take-off and landing configuration[10]

图4 持续40年的桑格尔研究计划[11]
Fig.4 Sanger project for 40 years[11]

图5 桑格尔飞行器构型图[11]
Fig.5 Diagram of Sanger aircraft configuration[11]

2.2 发展趋势

1) SpaceX的垂直起飞垂直着陆方案

星际飞船(Starship)原名大型猎鹰火箭(BFR)，SpaceX计划未来用它进行载人绕月飞行、前往火星等太空探索。

2019年1月6日，SpaceX首席执行官埃隆·马斯克(Elon Musk)在社交媒体上曝光了星际飞船的模拟图，当时宣称计划在4～8周内进行试验飞行器的首次垂直下降着陆测试[17-20]。近期由于大型储箱压力试验进展不利，进度多有拖延，图6 ～图10为星际飞船想象图以及目前进展[20-22]。

图6 SpaceX的Starship构型[22]
Fig.6 Configuration of Starship of SpaceX[22]

图7 客运版入轨示意图[20]
Fig.7 Schematic diagram of Starship entering orbit[20]

图8 “星舰”再入过程示意图[20]
Fig.8 Schematic diagram of re-entry process of Starship[20]

图9 洲际客运点对点飞行系统[21]
Fig. 9 Intercontinental passenger point-to-point transport system[21]

图10 Starship垂直起降测试施工现场[22]
Fig.10 Starship assembly site[22]

2) SpaceLiner垂直起飞水平着陆方案

SpaceLiner(见图11[23])是德国航空航天中心于2007年提出的速度为声速30倍的空天飞机计划，届时乘客可以在90 min内从伦敦飞达悉尼。

SpaceLiner由2个可重复使用的部分组成:客运轨道飞行器、采用液态氢和氧等环保燃料的火箭助推器(见图12[23])。助推器将在10 min升至声速的20多倍，在大约8 min后在离地80 km的高层大气与飞行器分离，而后飞行器将进入滑行模式，以15 000 mph(约24 140 km/h)的速度滑行到目的地。

德国航空航天中心表示如果能筹得330万美元资金，该计划能在未来几十年内成功。如果研发成功，美欧航行时间将减少在1 h以内。

图11 德国SpaceLiner远程客运飞行器方案[23]
Fig.11 German SpaceLiner long-range passenger vehicle program[23]

图12 德国SpaceLiner远程客运飞行器方案发展历程[23]
Fig.12 Development process of German SpaceLiner long-range passenger vehicle program[23]

SpaceLiner的发射场地和运行路线将经过精心安排，以防音爆扰民。推进器在脱离后也将会被回收再使用。SpaceLiner的最终设计将受欧盟资助的FAST20XX研究影响，维珍银河等航空企业也将密切关注SpaceLiner。与StarShip不同，方案采用传统的轮翼结构滑跑着陆。

3 技术途径选择

综上所述，未来天地往返系统以吸气动力水平起降和火箭助推入轨+再入滑翔飞行为主要发展方向，后者可能采取轮翼模式水平着陆也可能采取缓冲的垂直着陆。后者的一个变种就是亚轨道飞行器，基于可重复使用的液体火箭动力，垂直发射，不追求入轨，在临近空间滑翔飞行，实现长距离远程飞行也是未来的一个发展方向。

各国研究人员对垂直发射的液体火箭动力和水平起飞吸气动力飞行器进行深入对比分析，如图13所示。其中，ΔV为速度增量，Isp为比冲，g为重力加速度，MI/MF为火箭质量比。图14展示了不同飞行器的飞行包线，其中1 ft=0.304 8 m，发现尽管吸气动力可以利用稠密大气内的氧气提升发动机比冲，但是因为在大气层内过长时间的阻力做功已经将比冲优势消耗了很多，同时对于冲压发动机飞行器，在容积率、气动一体化构型、主动防热方面要求极高，造成了飞行器设计的困难。因此经过分析发现，冲压动力更适合小尺寸飞行器等高等速的巡航飞行，对于上升段，缺乏足够有效的手段实现可重复使用。

图13 吸气组合动力和液体发动机垂直起飞方案优劣对比
Fig.13 Comparison between air-breathing combined engine based spacecraft and vertical take-off configuration using liquid propellant rocket engine

图14 不同种类空天飞行器飞行包线示意图
Fig.14 Schematic diagram of flight envelope of different types of spacecraft

同时，在针对长距离高速飞行方面，考虑剔除入轨的高速度增量的需求，合理规划飞行包线，可大大降低飞行器对动力的需求，同时也可充分降低防热系统的设计难度，更利于工程实现。

通过对2种飞行器研制方向的对比分析可以看出，近期未来天地往返运输系统仍将以液体火箭动力为主，助推+滑翔的技术路线，而对于水平起飞水平着陆的吸气冲压组合动力的技术路线，有着非常大的技术诱惑，是人类未来空天飞行的远景发展方向，但仍需等待动力装置的成熟发展才能有所突破。同时，考虑防热设计等技术门槛，先实现亚轨道飞行，经过多次无人试验飞行提升其可靠性到被接受的程度后，再进行客运及入轨飞行也是技术发展的必由之路。

4 两种飞行器气动设计的共性问题

基于多次可重复需求、在大气层内采用滑翔弹道长距离飞行、普通机场水平着陆的可重复使用空天飞行器面临着宽速域飞行工况，空气动力学设计需在亚声速、超声速、高超声速各个飞行阶段持续提供飞行器所需的性能[24-26]。

可重复使用天地往返飞行器的宽速域飞行工况，决定了飞行器的气动布局必须同时兼顾高、低速性能，既要在高马赫数条件下具有较高的升阻比，也要在低速飞行条件下，能够产生较大升力，使飞行器具备水平返场能力。因此，气动布局设计技术是可重复使用运载器设计中的一项关键研究内容，也是存在一定技术难度的关键技术。

飞行器气动布局如何兼顾不同任务阶段的高升阻比要求，如何满足飞行稳定性要求，如何协调操纵控制力和高升阻比之间可能存在的矛盾，都是需要重点解决的关键工程科学问题。设计中必须结合对飞行器气动布局气动特性的分析，提出一套能够兼顾低、高速性能的飞行器气动布局，并通过计算仿真评估其气动性能、飞行加速性能、操控稳定性等[27-29]。

对于宽域飞行的空天飞行器，其宽域、高速、重复使用的需求直接影响飞行器推力、阻力、重量，导致性能(重量)与装载容积率(体积)矛盾突出，推阻平衡矛盾大，远多于现有飞行器面临的设计矛盾。自由往返空天飞行器的研制经验仍需要多年的积累。

对于未来的天地往返飞行器，采用大升阻比外形，至少要可实现轨道器完全重复使用，可适应多种发射方式(包括采用火箭垂直发射或载机水平发射等)，可进行大范围轨道机动，采用滑翔升力式再入，水平着陆。需要开展的关键技术研究主要包括以下方面：

1) 多模式入轨及动力方式选择。

2) 高升阻比气动外形设计与布局技术。

3) 与运载助推融合高超声速多级入轨气动设计与分离技术。

4) 滑翔再入返回着陆技术。

5) 快速加注或动力模块可重复使用技术。

6) 可重复使用设计、试验、评估技术。

7) 升力式再入热结构可重复使用技术。

对于天地往返的高速飞行器，都面临着共性技术难题的挑战,在气动设计方面要重点开展以下工作：

1) 必须实现大升阻比气动设计。

2) 兼顾高超声速与进场着陆双重约束。

3) 气动设计必须兼顾气动效能与控制。

4.1 高升阻比气动设计

因为有航程需求，升阻比被认为是飞行器气动布局最核心的技术指标之一。在飞行器的无动力滑翔段，其飞行距离与初速和升阻比正相关:

(1)

式中：Vc为第一宇宙速度；V0为飞行器初速度；Ve为飞行器末速度；L/D为升阻比。滑翔距离与升阻比的关系如表1所示。

目前采用乘波气动设计能够提升一定的升阻比性能，但是因为在无动力滑翔段飞行器马赫数不断下降，激波位置必然不断移动，以固定的气动外形去追求乘波的效率非常困难，所以乘波体设计更适合有动力的定高定速高超巡航飞行的总体设计。

表1 滑翔距离与升阻比的关系
Table 1 Glide distance versus lift-drag ratio

同时在具体的工程实践中发现，升阻比不仅是个气动性能指标，而且是受到各系统约束的综合指标，实际工程设计中制约升阻比提高的主要因素有容积率防热结构、操稳特性等因素，如图15所示。

图15 最大升阻比与容积率的关系
Fig.15 Volume ration versus maximum lift-drag ratio

热防护结构的特征尺寸导致飞行器前缘不可能无限制减小，减阻因素必然有一个瓶颈，因此限制了阻力的下限，也即限制最大升阻比。

同时升阻比受到操稳特性的约束，升力面调整破坏纵向静稳定性，与静稳定相关联的舵面配平产生附加阻力，影响升阻比。

4.2 气动效能与飞控设计

高超声速飞行器完全依靠气动力进行飞行和控制，气动布局决定了飞行器的气动性能，进而影响飞行器的飞行性能，因此飞行器气动布局设计需要一开始就考虑控制的需求，保证飞行器在气动稳定性和可操纵性上具备良好的特性。对于高升阻比外形，通过升力改变速度方向，通过倾侧实现侧向机动，通过横侧向气动布局设计实现飞行器对倾侧角的有效控制。

亚轨道可重复使用飞行器会在高超段飞行，高超声速飞行器往往构型复杂、机体局部突起和控制舵面不可避免；尤其是在大攻角状态下，前体压缩面侧缘、局部机身突起及控制舵面会诱导产生大范围的流动分离，形成复杂的分离涡结构。分离涡具有很强的非定常特性，会对飞行器性能产生重要影响：

一方面，在特定的大攻角范围内，分离涡会对飞行器巡航级舵面或存在串联助推的助推级舵面产生强烈的干扰。分离涡干扰破坏了舵面随攻角线性变化的气动特性，从而导致飞行器整体气动特性非线性变化，严重影响飞行器的操控性能。

另一方面，分离流动具有强烈的非定常特性，当分离涡的涡脱落频率与飞行器材料的固有频率一致时，会引发飞行器共振，甚至会造成飞行器的损坏。同时，分离涡对舵面的干扰会造成舵面压力脉动过大，严重时会导致飞行器控制舵面失效。

高超声速流动的强烈非线性特点及激波、膨胀波对气动控制面的干扰影响，通常会带来一系列气动操控问题，高超声速飞行气动操控方面要重点在以下几方面进行攻关：静稳定性的非线性、静稳定性的匹配问题、舵面效率的非线性、舵面铰链力矩问题、气动操纵耦合问题等。

4.3 耦合优化设计

气动布局设计多系统多目标的综合设计性任务，必须统筹规划，互相协调，实现综合优化，在设计中要依赖参数化几何建模和网格生成能力去大量仿真迭代，不断发展精确的启动性能预测方法、优化算法，提高计算效率，在此基础上优化问题的物理模型，以实现该类飞行器的优化设计。

4.4 气动热设计

天地往返飞行器在全飞行过程中飞行高度范围宽、流态差异大，层流、转捩、湍流等转换不可避免，头部和翼前缘直径受到局部高热流区域的热防护需求的约束苛刻，防热面积大又有长时间防热的需求，使热防护材料和结构对气动布局和性能影响很大[30-32]。

高超声速飞行器的气动热预测与材料结构密切相关，在高马赫数飞行条件下，考虑化学非平衡、真实气体效应、壁面高温辐射及催化效应会使边界条件复杂化，材料的导热率、热容以及结构壁面分层热阻、连接形式都会对气动加热产生影响，增加了热环境的预测难度。

考虑高超声速飞行器大空域、宽空域飞行不可避免地涉及转捩、湍流、稀薄流等各类复杂流动现象，通过单一模型无法获得准确结果，要求所用于CFD的物理模型具有多元化的准确模拟能力，对物理模型的建立提出了更高要求。

高超声速飞行器在飞行过程中温度较高，大多数材料的热传导系数不再是常数，而是温度的未知函数，同样需要用多种手段来确定。因此，除了仿真分析外，整个热流分析问题需要与飞行试验数据的辨识手段相结合，如图16～图18所示。

图16 气动热分析流程
Fig.16 Process of aerothermal analysis

图17 典型飞行器整体及局部热环境分析云图
Fig.17 Contour of overall and local thermal environment of typical aircraft

图18 气动防热设计技术途径
Fig.18 Technological approaches of aerothermal design

4.5 水平起降吸气组合动力天地往返运输系统气动设计的特殊性

以吸气冲压为核心的组合动力飞行器除了具有以上天地往返飞行器的技术难点，还有一些独有的技术特性。采用水平起飞二级入轨(TSTO)方式实现天地往返目的的飞行器，初衷主要是采用吸气式的发动机，重复利用30 km以下稠密大气中的氧气来提升比冲，这种思路将成为未来的主流，但是该思路在飞行器设计上也存在缺点和短板。

对于水平起飞水平着陆的宽域飞行空天飞行器，其宽域、高速、重复使用的需求直接影响飞行器推力、阻力、重量，导致性能(重量)与装载容积率(体积)矛盾突出，推阻平衡矛盾大，远多于现有空天飞行器和航空器面临的设计矛盾。对于以吸气冲压发动机为核心的组合动力飞行器，必须突破高超声速内外流一体化气动设计、非烧蚀防热结构、高速巡航及进场着陆控制等核心技术瓶颈，通过助推发射，实现基于吸气组合动力的高超声速机动飞行。因此，高超声速飞行器研制具体需要突破的关键技术如下：

1) 在气动/推进一体化设计方面，由于发动机进气道的存在，必须与飞行器整体外形综合考虑，所以相比火箭动力的助推滑翔飞行器，对于以吸气冲压为核心的组合动力飞行器，影响飞行器方案可行的因素多、设计的可行域窄、权衡关系复杂。在气动/推进一体化设计中需重点分析飞行器参数之间的耦合特性，力争全系统均衡是解决总体设计的关键。需要依托大量的气动外形/进气道一体化复杂耦合流场结构仿真、试验验证和发动机起动特性分析，保证发动机可正常起动，增压比、流量系数和总压恢复系数等主要参数满足设计要求。

2) 需要从任务需求出发，对飞行器任务剖面、动力性能、气动性能以及飞行器、组合动力的几何尺度、重量等多个参数进行协调匹配和指标权衡，确定基本飞行剖面、飞行器总体参数、组合动力顶层设计参数及主要分系统的指标需求，提供全面合理的飞行器方案设计。确定外形和升阻特性设计，进行进气道起动特性分析及其气动性能设计，利用仿真分析验证飞行器高速巡航段舵面效应设计。

3) 由于超燃冲压发动机的推力所限，能实现大剖面的推阻平衡已属不易，飞行器一体化设计过程中必须解决低推重比情况下的飞行剖面和飞行策略问题。在设计中必须重点优化多约束下的飞行剖面和轨迹策略。

4) 通过在气动设计中重点解决水平起降操纵、跨声速配平阻力、高超声速操纵特性等宽域飞行器质心、焦点和飞控/舵面匹配问题，解决跨速域操稳匹配的问题。